CN1131109A - 一种飞机翼梢减阻新设施 - Google Patents

Abstract

一种飞机翼梢减阻新设施，它由垂直端板(1)，渐缩形进气管(2)，喷管(3)，混合室(4)，扩压管(5)，吸气管(9)，吸气孔(11)，连通短管(12)，紧固联接体(6)，蒙皮(10)组成。当飞机高速飞行，进气管(2)尾部产生高压，喷嘴(3)喷出高速气流，其喷口周围出现负压，由此，在下翼面高压气流沿翼梢横侧向上翼面流动过程中可被吸入翼梢内并被引射排出机尾，从而减小以至消除诱导阻力，大大提高飞机的综合性能。

Description

一种飞机翼梢减阻新设施

本发明涉及飞机机翼空气动力设计措施，具体是一种飞机翼梢减阻新设施。

世界各国现行的飞机，在其飞行时，因为机翼下表面的的气流处于高压，会在左右翼尖处沿着横侧方向与机翼上表面的低压气流沟通，形成翼尖处从下至上的流动，结果，一方面机翼各剖面的升力下降，另一方面，在两个翼尖处形成涡流，使流经机翼的气流受到旋涡的影响而产生下洗流，结果出现一种被称之为诱导阻力的水平分为X₁ 。据“中国大百科全书”《航空航天》第541页记载，飞机的诱导阻力约占巡航阻力的40％，而在翼梢，如同世界名机A340-200空中客车，C-17军用运输机，图204客机等所示，设置翼梢小翼，简单地加装垂直端板，虽然也能减小诱导阻力，但只能减小约20-35％，效果并不理想。因此，为降低飞机诱导阻力采取新的减阻措施，对提高升阻比和推重比以及巡航时的经济性能，具有重要意义。

本发明的目的，是提供—种可使飞机诱导阻力大幅度减小，从而可大节省能源消耗，显著提高其推进效，增大飞机有效载荷和最大航程的翼梢减阻新措施。

为实现上述目的，本发明在翼梢前端设置其尾部固连喷管的渐缩形进气管，它借助高速飞行时对空气形成的冲压，使喷管获得大于音速的喷射气流，由此，利用高速喷流在喷管出口周围形成的负压，可将翼尖处横侧方向由下而上的气流中途截断并将其吸入引射到翼尾，使之不致到达上翼面。这样，翼梢横侧方向下翼面高压气流与上翼面低压气流的沟通行将破坏，诱导阻力行将骤减乃至消除。

下面，结合实施例进一步描述本发明的结构及优点：

图1是本发明的安装位置正视图

图2是本发明的安装位置俯视图

图3是图2的A-A剖视图

图4是图3的I-I剖视图

图5是图3的II-II剖视图

图6是图3的III-III剖视图

图中

1垂直端板

2渐缩形进气管

3喷管

4混合室

5扩压管

6紧固连接件

7混合室吸气入口

8混合室壳体

9吸气管

10蒙皮

11吸气孔

12连通短管

从图1-6可知，本发明翼梢减阻新设施，在翼梢上方装有被称为翼梢小翼的后掠形垂直端板1，垂直端板1底线固接在与翼梢内部一个引射器的被引射气体入口密封连通的吸气管9的脊背上。在翼前设有渐缩形进气管2，该进气管伸出翼梢前缘，其大径一端管口向大气敞开，渐缩段同喷管3固接，它借助高速飞行中对空气形成的冲压作用，使进气管2尾部获得高压，从而推动空气以很高的速度从喷管3喷出，并在喷口周围维持低压，把混合室4内的空气吸引进来，混合在一起，然后通过扩压管降速。升压，最后排出机尾。其中，渐缩形进气管2，喷管3，混合室4，扩压管5共处在同内侧机身中轴线和外侧吸气管9平行的一条中轴线上，扩压管5的出口通向外部大气。与垂直端板1底线固接的吸气管9，其前后两端管口被半圆形封头封闭，在其垂直端板1底线外侧的上半部管壁上从前至后均匀布有两排通向外部大气的吸气孔。连通短管12与吸气管9固接，并将吸气管9和混合室吸气入口密封连通。当飞机高速飞行时，引射器自行工作，喷管3开始喷气，混合室4内便出现负压，由此导致吸气孔11向内吸气，并经过吸气管9，连通短管12，混合室吸气入口7，源源不断流入混合室4，被引射排出翼尾。这样，左右翼梢下表面的高压气流在横侧方向向上表面低压区的流动，就变成了向翼尖横侧方向所设吸气孔11内的流动，由此原因，翼尖旋涡不复存在，所谓下洗流不再产生，诱导阻力即被遏制消除。

从连续方程得知，要使亚音速或高亚音速气流加速到音速甚至超音速，就要用收缩形管道，并使喷管为扩放形。

而连续性方程的微分式为 $\frac{\mathrm{df}}{f}=\frac{\mathrm{dv}}{v}-\frac{\mathrm{dw}}{w}$ 式中：f-断面积米²v-比容  米³/公斤w-速度  米/秒又因 $\frac{\mathrm{dv}}{v}=\frac{w^2}{\mathrm{gkpv}}\·\frac{\mathrm{dw}}{w}$               空气中的音速 G-重力加速度米/秒²K-绝热指数P-压力公斤/米² $=\frac{w^2}{a^2}\·\frac{\mathrm{dw}}{w}$               飞行速度W与当地音速A的比值叫马赫数，用M表示 $=m^2\·\frac{\mathrm{dw}}{w}$ 所以 $\frac{\mathrm{df}}{f}=(m^2-1)\frac{\mathrm{dw}}{w}$

从上式可以看出，当飞行速度为亚音速或高亚音速时，由于收缩形进气管2的作用，使得喷管3的出口可以获得在于音速的气流，即M＞1，这时，欲使喷管3的引射效率进一步提高，即流速增大，则df/f为正，喷管应该是扩放形的，如果飞机的速度本身等于或大于音速，喷管3更应是扩放形的，但渐缩形进气管2的进出口截面比值可相应减小，以便减小其型阻。

同样，从连续性方程的微分式可以看出，当气流从喷管3喷出后，其流速降低，即dw为负值时，若气流仍然大于音速，扩压管5应是渐缩的；反之，当气流小于音速时，则扩压管是渐扩的，而本发明的喷管3出口气流一般使之大于音速，故扩压管5是缩放型的。考虑到扩压管5的工作环境和安装位置，应使其外型构成与机翼剖面线型吻合，以减小型阻，故其渐缩段和喉部横剖面为圆形，其扩放段横剖面则逐步过渡到下弯扁圆形。

如上所述，本发明采用渐缩形进气管2，在于保证使喷管3获得音速甚至超音速喷射气流，使翼尖边缘吸气管9外侧上方的吸气孔11获得足够大的吸力，从而保证下翼面高压气流不至于越过翼尖边缘到达上翼面，形成翼尖旋涡和下洗流。因而要求进气管2，喷管3，扩压管5，混合室壳体8，吸气管9以及紧固连接体6用强度高，重量轻，表面光滑的复合材料或铝合金制作，蒙皮11用铝合金板材制作。

采用本发明翼梢减阻设施，把它安装于机翼梢尖部位，不需要另设动力装置，可在飞机飞行中自行工作，将占巡航阻力40％的诱导阻力源予以引射消除。由此还可以使迄今为止为减少诱导阻力普遍采用大展弦比带来翼重增大，推重比减少的现行技术出现新的突破。它工作可靠，型阻极小，容易制造，便于实施，一旦应用于直翼和后掠翼飞机，以及国产运8，运10系列飞机和国产战斗机，轰炸机，将大大改善其升力特性和气动力特性，使其有效载荷能力大幅度提高。

而且，本发明的另—优点是：若取消垂直端板1，仍具有其翼梢减阻的特好性能。

Claims (4)

1.一种飞机翼梢减阻新设施，在翼梢上方装有称为翼梢小翼的后掠形垂直端板，其特征是：垂直端板底线固接在与翼梢内部一个引射器的被引射气体入口密封连通的吸气管的脊背上。

2.如同权利要求1所述的翼稍减阻新设施，其特征是：翼梢内引射器的喷管(3)前方与渐缩形进气管(2)的尾端固接，进气管(2)大径一端管口向大气敞开，且伸出翼梢前缘，进气管(2)、喷管(3)、混合室(4)、扩压管(5)、处在与内侧机身中轴线和外侧吸气管(9)平行的一条中线上，扩压管(5)出口通向外部大气。

3.如同权利要求1所述的翼梢减阻新设施，其特征是：喷管(3)呈渐扩形，扩压管(5)为缩放形，且其渐缩段和喉部为圆形，其扩放段逐渐过渡为下弯扁圆形。

4.如同权利要求1-3所述的翼梢减阻新设施，其特征是：与垂直端板(1)底线固接的吸气管(9)、其前后两端管口被半圆封头封闭，且其垂直端板(1)底线外侧的上半部管壁上从前至后均匀布有两排通向外部大气的吸气孔(11)、连通短管(12)与吸气管(9)固接，并将吸气管(9)和混合室吸气入口(7)密封连通。

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